多用途無人機(jī)模塊化布局氣動(dòng)設(shè)計(jì)

李春鵬，張鐵軍，錢戰(zhàn)森，劉鐵中

航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110034

網(wǎng)絡(luò)化、信息化的作戰(zhàn)模式極大地促進(jìn)了軍用無人機(jī)的發(fā)展，應(yīng)用場景涵蓋偵察監(jiān)視、通信中繼、對(duì)地攻擊、電子干擾等多個(gè)方面。任務(wù)多樣化以及產(chǎn)品經(jīng)濟(jì)性等因素驅(qū)使無人機(jī)平臺(tái)朝著一機(jī)多能的方向發(fā)展，不斷提高的航空結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造水平也使得多用途無人機(jī)借助模塊化設(shè)計(jì)思想實(shí)現(xiàn)一機(jī)多型成為可能。在概念設(shè)計(jì)階段就根據(jù)典型任務(wù)剖面完成不同構(gòu)型部件模塊劃分，通過共用、通用和專用部件組合形成不同布局外形的多用途無人機(jī)能夠極大地?cái)U(kuò)展使用包線，顯著降低研制、維護(hù)、保障等成本。

近年來，為了降低全周期成本，在多個(gè)型號(hào)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中都不同程度地引入了模塊化設(shè)計(jì)思想。如在C919、B787、A350等客機(jī)研制過程中同時(shí)考慮了基本型、高密短程型和加長型等幾種型號(hào)的設(shè)計(jì)需求，美國F-35戰(zhàn)斗機(jī)更是基于一種平臺(tái)衍生出常規(guī)、艦載、短距起降3種型號(hào)。作為一種典型的模塊化布局，美國“海神”飛機(jī)采用可更換的機(jī)身中段，能夠根據(jù)任務(wù)需求采用不同的機(jī)身模塊，并在飛機(jī)的鴨翼和主翼外段加裝相應(yīng)的外翼模塊，以獲得最佳的氣動(dòng)性能。由于部件系統(tǒng)相對(duì)簡單，模塊化導(dǎo)彈研制得到了更多的關(guān)注，主要研制計(jì)劃包括美國的聯(lián)合通用導(dǎo)彈(JCM)計(jì)劃、未來作戰(zhàn)系統(tǒng)(FCS)、非視線發(fā)射系統(tǒng)(NLOSLS)計(jì)劃和歐洲的歐洲模塊化彈藥(EMM)計(jì)劃等。

飛機(jī)模塊化設(shè)計(jì)實(shí)質(zhì)上是采用了一種“事前”設(shè)計(jì)理念，在概念設(shè)計(jì)之初就需兼顧多個(gè)構(gòu)型的設(shè)計(jì)要求。余雄慶和張帥結(jié)合“客機(jī)族”概念開發(fā)了一種總體設(shè)計(jì)綜合分析模型，并建立了基于自適應(yīng)進(jìn)化算法的總體參數(shù)優(yōu)化方法。Allison等建立了一種基于分解的飛機(jī)族總體參數(shù)確定方法。Cabral等開發(fā)了一種適用于飛機(jī)族概念設(shè)計(jì)的高效多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。雍明培和余雄慶從模塊化產(chǎn)品角度結(jié)合多個(gè)實(shí)例對(duì)模塊化飛機(jī)總體設(shè)計(jì)內(nèi)容進(jìn)行了梳理，并以支線客機(jī)為背景提出了氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)分層優(yōu)化方法。李蘇杭和李鐵從層級(jí)角度對(duì)現(xiàn)有模塊化結(jié)構(gòu)平臺(tái)構(gòu)造優(yōu)化方法進(jìn)行了梳理，并通過典型算例對(duì)不同方法的優(yōu)化效率進(jìn)行了對(duì)比分析。針對(duì)模塊化飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問題，張立豐等提出了用于高效求解不同模塊結(jié)構(gòu)優(yōu)化問題的等效多工況法，羅利龍等提出了一種機(jī)翼結(jié)構(gòu)分步補(bǔ)償優(yōu)化方法。石榮榮等從功能集成角度系統(tǒng)分析了飛機(jī)模塊化設(shè)計(jì)的優(yōu)勢。周皓宇和岳志星結(jié)合具有偵察和攻擊構(gòu)型的飛翼布局無人機(jī)，分別從總體和結(jié)構(gòu)角度開展了優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究。Patterson等針對(duì)可重構(gòu)無人機(jī)，系統(tǒng)分析了模塊化部件參數(shù)對(duì)于不同構(gòu)型綜合性能的影響規(guī)律，并建立了適用于多任務(wù)剖面的可重構(gòu)無人機(jī)總體布局參數(shù)多學(xué)科分析和優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。

當(dāng)前飛機(jī)模塊化設(shè)計(jì)研究側(cè)重于采用分層分級(jí)方法開展總體、氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)等方面的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究，并未過多考慮模塊劃分方式、通用模塊多構(gòu)型耦合優(yōu)化等對(duì)于布局綜合性能的影響。為向模塊化飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究提供合理依據(jù)，有效促進(jìn)模塊化飛機(jī)綜合設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展，本文重點(diǎn)從氣動(dòng)角度，針對(duì)用于執(zhí)行偵察和攻擊任務(wù)的多用途無人機(jī)模塊化布局設(shè)計(jì)問題，開展典型部件模塊劃分方法的對(duì)比研究，基于優(yōu)選模塊劃分方案建立模塊化布局/部件耦合氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，完成典型模塊化布局方案設(shè)計(jì)，并結(jié)合參考方案進(jìn)行基本氣動(dòng)特性的對(duì)比分析。

1 計(jì)算方法及驗(yàn)證

1.1 計(jì)算方法

本文數(shù)值模擬采用的主控方程為三維Navier-Stokes方程。在直角坐標(biāo)系中三維Navier-Stokes方程守恒形式可表示為

(1)

式中：為狀態(tài)矢量；為無黏(對(duì)流)通矢量項(xiàng)；為黏性(耗散)通矢量項(xiàng)。

采用Menter’s SST(Shear Stress Transport)湍流模型，計(jì)算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了保證能夠模擬邊界層內(nèi)的流動(dòng)特征，在物面附近生成棱柱層網(wǎng)格，第1層網(wǎng)格高度為飛機(jī)參考長度的10，網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為400萬左右。物面采用無滑移邊界條件，對(duì)稱面采用對(duì)稱邊界條件，遠(yuǎn)場由當(dāng)?shù)匾痪S黎曼不變量確定。

對(duì)于多用途無人機(jī)偵察構(gòu)型，計(jì)算狀態(tài)為馬赫數(shù)=0.6，高度=15 km；對(duì)于多用途無人機(jī)攻擊構(gòu)型，計(jì)算狀態(tài)為馬赫數(shù)=0.85，高度=12 km。

1.2 計(jì)算驗(yàn)證

選擇與多用途無人機(jī)攻擊構(gòu)型機(jī)翼流場相近的ONERA M6機(jī)翼標(biāo)模對(duì)計(jì)算方法的精度進(jìn)行驗(yàn)證，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為200萬，模型及網(wǎng)格見圖1。計(jì)算馬赫數(shù)=0.839 5，雷諾數(shù)=11.72×10，溫度=255.56 K，迎角=3.06°。

計(jì)算得到的典型剖面壓力分布與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比見圖2(為展向坐標(biāo)，即所選展向站位距對(duì)稱面的距離；為M6機(jī)翼的半展長)，計(jì)算得到的前緣吸力峰值、激波強(qiáng)度以及激波位置等關(guān)鍵壓力特征與試驗(yàn)值基本一致，說明本文所采用的計(jì)算方法具有較高的精度，可用于計(jì)算和分析多用途無人機(jī)的基本氣動(dòng)特性。

圖1 ONERA M6機(jī)翼模型及計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig.1 Schematic diagram of model and computational mesh of ONERA M6 wing

圖2 ONERA M6機(jī)翼模型y/b=0.44剖面壓力分布計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.2 Comparison of pressure distribution between computational result and test data of ONERA M6 wing model for profile y/b=0.44

2 多用途無人機(jī)參考方案

本文所研究的多用途無人機(jī)包括偵察和攻擊2種構(gòu)型，作為模塊化布局不同構(gòu)型氣動(dòng)特性分析的參照，分別基于MQ-9和XQ-58A完成偵察及攻擊構(gòu)型的參考方案設(shè)計(jì)，上述2種參考方案都是在不考慮布局模塊劃分的前提下，完全按照各自任務(wù)剖面確定的最佳布局外形。

偵察構(gòu)型參考方案采用常規(guī)機(jī)身、大展弦比平直機(jī)翼和V型尾翼，簡化動(dòng)力系統(tǒng)的布局外形見圖3，布局主要參數(shù)見表1。

圖3 偵察構(gòu)型參考方案Fig.3 Reference scheme of reconnaissance configuration

表1 偵察構(gòu)型參考方案主要參數(shù)

攻擊構(gòu)型參考方案采用常規(guī)機(jī)身、小展弦比后緣拐折后掠機(jī)翼和V型尾翼，簡化動(dòng)力系統(tǒng)的布局外形見圖4，布局主要參數(shù)見表2。

圖4 攻擊構(gòu)型參考方案Fig.4 Reference scheme of strike configuration

表2 攻擊構(gòu)型參考方案主要參數(shù)

參考方案不同構(gòu)型平面形狀對(duì)比見圖5，攻擊構(gòu)型機(jī)身長度、機(jī)翼和尾翼面積均明顯小于偵察構(gòu)型。受隱身化紡錘形機(jī)身截面影響，攻擊構(gòu)型機(jī)身寬度略大于偵察構(gòu)型。

圖5 參考方案不同構(gòu)型平面形狀對(duì)比Fig.5 Comparison of different configuration plane shapes of reference scheme

3 布局模塊劃分方法

參考典型無人機(jī)內(nèi)部布置方式，前機(jī)身主要用于裝載任務(wù)載荷，如偵察型無人機(jī)前機(jī)身主要裝載雷達(dá)/紅外偵察設(shè)備、衛(wèi)星通訊天線等，攻擊型無人機(jī)主要裝載火控/搜索雷達(dá)等。中機(jī)身主要裝載燃油、機(jī)載通用設(shè)備以及部分任務(wù)載荷(如偵察型無人機(jī)的大型合成孔徑雷達(dá)以及攻擊型無人機(jī)的內(nèi)埋武器)。而后機(jī)身主要裝載動(dòng)力系統(tǒng)?？紤]到不同類型無人機(jī)的中機(jī)身和后機(jī)身在外形和功能上都具有較高的一致性，因此從部件層面將多用途無人機(jī)分為前機(jī)身、中后機(jī)身、機(jī)翼和尾翼四大部分。

對(duì)于通過部件模塊化組合形成不同任務(wù)構(gòu)型的多用途無人機(jī)，根據(jù)模塊特征可將部件模塊分為共用模塊、專用模塊和通用模塊3類。其中共用模塊是在不同構(gòu)型方案中共用且不改變功能特征的模塊(如偵察構(gòu)型和攻擊構(gòu)型共用的中后機(jī)身模塊)，專用模塊是僅在特定構(gòu)型方案中作為特定功能部件使用的模塊(如只能作為攻擊構(gòu)型前機(jī)身使用的機(jī)身模塊)，通用模塊是能在不同構(gòu)型方案中通過與其他模塊組合連接形成不同功能部件的模塊(如既能作為攻擊構(gòu)型大后掠角機(jī)翼又能作為偵察構(gòu)型小后掠角內(nèi)翼的機(jī)翼模塊)。

為簡化研究，本文將多用途無人機(jī)主要部件按以下方式進(jìn)行分類：中后機(jī)身屬于共用模塊、前機(jī)身屬于專用模塊、機(jī)翼和尾翼屬于通用模塊。

結(jié)合上述部件模塊分類，如何基于共用模塊，確定具體的專用、通用模塊劃分方法就成為協(xié)調(diào)不同構(gòu)型布局外形，實(shí)現(xiàn)多用途無人機(jī)綜合性能最優(yōu)的關(guān)鍵。本文主要從氣動(dòng)角度分析前機(jī)身、機(jī)翼和尾翼的模塊劃分方法。

3.1 前機(jī)身模塊劃分

受內(nèi)部裝載影響，偵察無人機(jī)前機(jī)身尺寸通常明顯大于攻擊無人機(jī)，因此主要結(jié)合參考方案確定偵察構(gòu)型前機(jī)身模塊，并在保證攻擊構(gòu)型前機(jī)身內(nèi)部容積的約束下，以阻力最小為目標(biāo)，基于偵察構(gòu)型前機(jī)身模塊開展攻擊構(gòu)型前機(jī)身的模塊劃分方法研究。

結(jié)合參考方案機(jī)身確定多用途無人機(jī)偵察構(gòu)型機(jī)身外形(見圖6)，機(jī)身最大寬度為1.4 m，機(jī)身全長10.6 m，作為專用模塊的前機(jī)身長度為 3.8 m。

結(jié)合作為共用模塊的中后機(jī)身，攻擊構(gòu)型前機(jī)身按構(gòu)型轉(zhuǎn)換復(fù)雜程度主要有3種模塊劃分方案，其中方案1為雷達(dá)罩替換方案，方案2為等長前機(jī)身方案，方案3為縮短前機(jī)身方案，上述方案

圖6 多用途無人機(jī)偵察構(gòu)型機(jī)身外形Fig.6 Fuselage shape of reconnaissance configuration of multi-mission UAV

外形對(duì)比見圖7。其中方案1只更改偵察構(gòu)型前機(jī)身的上表面，構(gòu)型轉(zhuǎn)換簡單，但存在內(nèi)部空間過剩、氣動(dòng)阻力偏大的問題。方案2是將偵察構(gòu)型的前機(jī)身全部更換為尖頭低阻機(jī)身，并保持長度相同。方案3是在保證前機(jī)身內(nèi)部容積與方案2一致的前提下將前機(jī)身長度縮短1 m。

上述3種攻擊構(gòu)型前機(jī)身模塊劃分方案的單獨(dú)機(jī)身極曲線對(duì)比如圖8所示，其中方案1的阻力最大，而方案3的阻力最小。與方案1相比，方案2的最小阻力系數(shù)減小8.1%，方案3的最小阻力系數(shù)減小15%。方案2和方案3對(duì)比結(jié)果表明，在保證內(nèi)部容積相同、外形相近的前提下，機(jī)頭鈍度較大的短機(jī)身方案具有更小的阻力。

綜合考慮攻擊構(gòu)型前機(jī)身內(nèi)部裝載空間要求以及各模塊劃分方案阻力特性確定攻擊構(gòu)型前機(jī)身外形方案為縮短前機(jī)身方案。

圖7 攻擊構(gòu)型不同前機(jī)身模塊劃分方案外形對(duì)比Fig.7 Comparison of strike configuration fuselage shapes of different forebody module partition schemes

圖8 攻擊構(gòu)型不同前機(jī)身模塊劃分方案單獨(dú)機(jī)身極曲線對(duì)比(Ma=0.85，H=12 km)Fig.8 Comparison of strike configuration fuselage polar curves of different forebody module partition schemes(Ma=0.85, H=12 km)

3.2 機(jī)翼模塊劃分

基于多用途無人機(jī)模塊化機(jī)身開展機(jī)翼模塊劃分方法研究?？紤]到攻擊構(gòu)型機(jī)翼面積要明顯小于偵察構(gòu)型機(jī)翼，因此將攻擊構(gòu)型機(jī)翼作為模塊組件完成偵察構(gòu)型機(jī)翼的模塊化設(shè)計(jì)。

結(jié)合參考方案不同構(gòu)型機(jī)翼尺寸參數(shù)，初步確定多用途無人機(jī)偵察構(gòu)型參考面積為20 m，翼展為20 m，攻擊構(gòu)型參考面積為12 m，翼展為7.8 m。

按照攻擊構(gòu)型的機(jī)翼平面形狀差異確定3種機(jī)翼模塊劃分方案，機(jī)翼模塊劃分復(fù)雜度逐漸增加，上述方案平面形狀對(duì)比見表3。其中方案1的偵察構(gòu)型和攻擊構(gòu)型均采用平直翼，方案2的偵察構(gòu)型采用前緣拐折平直翼，攻擊構(gòu)型采用后掠梯形翼，方案3的偵察構(gòu)型采用內(nèi)段占比略小的前緣拐折平直翼，攻擊構(gòu)型采用W型后緣后掠翼。需要說明的是，受翼展限制，方案1攻擊構(gòu)型實(shí)際機(jī)翼參考面積為9.4 m，但為了便于對(duì)比，不同機(jī)翼方案攻擊構(gòu)型的氣動(dòng)力系數(shù)均采用12 m的參考面積進(jìn)行計(jì)算。

偵察構(gòu)型3種機(jī)翼模塊劃分方案以及參考方案翼身組合體的升力系數(shù)曲線和極曲線對(duì)比見圖9。在升力方面，同為平直翼的方案1和參考方案升力系數(shù)曲線基本重合，升力線斜率基本一致。采用前緣拐折平直翼的方案2與方案3的升力系數(shù)曲線相差不大，機(jī)翼內(nèi)段前緣后掠角增加導(dǎo)致升力線斜率以及同迎角下升力系數(shù)明顯小于方案1。盡管方案3的機(jī)翼內(nèi)段展向占比較小，但機(jī)翼內(nèi)段較大的前緣后掠角使其升力線斜率略小于方案2。即對(duì)于前緣拐折平直翼，機(jī)翼內(nèi)段前緣后掠角是影響升力線斜率的主要外形參數(shù)。在升阻比方面，方案1大升力系數(shù)范圍內(nèi)的升阻比較高，方案2和方案3小升力系數(shù)范圍內(nèi)的升阻比較高，而在偵察構(gòu)型常用的巡航升力系數(shù)0.4～0.6范圍內(nèi)，3種方案的升阻比相當(dāng)。

表3 多用途無人機(jī)機(jī)翼模塊劃分方案

攻擊構(gòu)型3種機(jī)翼模塊劃分方案以及參考方案翼身組合體的升力系數(shù)曲線和極曲線對(duì)比見圖10。在升力方面，采用W型后緣后掠翼的方案3與平面形狀相似的參考方案相差不大，采用后掠梯形翼的方案2升力線斜率要高于其他方案，且在同迎角下具有最大的升力系數(shù)，而采用平直翼的方案1升力線斜率與方案3相差不大，但同迎角下的升力系數(shù)最小。在升阻比方面，參考方案在中小升力范圍內(nèi)具有最小的阻力，采用后掠翼的方案2在小升力范圍升阻比僅次于參考方案，在大升力范圍內(nèi)具有最小的阻力，而采用平直翼的方案1阻力最大。

圖9 偵察構(gòu)型不同機(jī)翼模塊劃分方案翼身組合體氣動(dòng)特性曲線對(duì)比(Ma=0.6，H=15 km)Fig.9 Comparison of aerodynamic characteristic curves of reconnaissance configuration wingbody of different wing module partition schemes(Ma=0.6, H=15 km)

圖10 攻擊構(gòu)型不同機(jī)翼模塊劃分方案翼身組合體氣動(dòng)特性曲線對(duì)比(Ma=0.85，H=12 km)Fig.10 Comparison of aerodynamic characteristic curves of strike configuration wingbody of different wing module partition schemes(Ma=0.85, H=12 km)

上述分析結(jié)果表明，偵察構(gòu)型不同機(jī)翼模塊劃分方案的升阻特性相近而攻擊構(gòu)型的升阻特性差異較大，因此攻擊構(gòu)型升阻特性是決定機(jī)翼模塊劃分方案的主要因素?？紤]到方案2相比其他方案在升力和升阻比方面都具有明顯的優(yōu)勢，因此將其作為多用途無人機(jī)的機(jī)翼模塊劃分方案。

3.3 尾翼模塊劃分

基于多用途無人機(jī)模塊化機(jī)身和機(jī)翼開展尾翼模塊劃分方法研究。與機(jī)翼模塊劃分思路類似，將攻擊構(gòu)型尾翼作為通用模塊組件完成偵察構(gòu)型尾翼的模塊化設(shè)計(jì)。

(2)

按照尾翼模塊更換復(fù)雜程度確定3種劃分方案，其中方案1為共用后掠尾翼方案，即不同構(gòu)型采用相同的尾翼(此時(shí)尾翼為共用模塊)，方案2為尾翼外形相同但改變外傾角的尾翼方案，方案3為同時(shí)改變尾翼外形及外傾角的尾翼方案，上述方案外形對(duì)比見表4。

表4 多用途無人機(jī)尾翼模塊劃分方案

偵察構(gòu)型3種尾翼模塊劃分方案以及參考方案的升力系數(shù)曲線和極曲線對(duì)比見圖11。在升力方面，3種尾翼方案的升力系數(shù)曲線基本重合，升力線斜率均小于參考方案。在升阻比方面，3種尾翼方案極曲線基本一致，在小升力時(shí)的阻力小于參考方案，在中等升力時(shí)的阻力與參考方案相當(dāng)，在大升力時(shí)的阻力大于參考方案。對(duì)比其他兩種方案，方案3的最小阻力系數(shù)大6%左右。

表5 多用途無人機(jī)不同尾翼模塊劃分方案氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)

圖11 偵察構(gòu)型不同尾翼模塊劃分方案氣動(dòng)特性曲線對(duì)比(Ma=0.6，H=15 km)Fig.11 Comparison of aerodynamic characteristic curves of reconnaissance configuration of different tail module partition schemes(Ma=0.6, H=15 km)

攻擊構(gòu)型3種尾翼模塊劃分方案以及參考方案的升力系數(shù)曲線和極曲線對(duì)比見圖12。在升力方面，3種尾翼方案的升力線斜率明顯大于參考方案，其中方案2的升力線斜率最大，尾翼面積較小的方案3的升力線斜率略小。在升阻比方面，3種尾翼方案的極曲線基本一致，中小升力下的阻力要大于參考方案，而大升力下的阻力小于參考方案。相比其他兩種方案，方案3的最小阻力系數(shù)小8%左右。

上述分析結(jié)果表明，尾翼模塊劃分主要影響偵察和攻擊構(gòu)型橫航向靜穩(wěn)定性的協(xié)調(diào)性，對(duì)升阻特性影響不大。為獲得與參考方案相當(dāng)?shù)目v向及橫航向靜穩(wěn)定性，選擇方案3作為多用途無人機(jī)的尾翼模塊劃分方案。

圖12 攻擊構(gòu)型不同尾翼模塊劃分方案氣動(dòng)特性曲線對(duì)比(Ma=0.85，H=12 km)Fig.12 Comparison of aerodynamic characteristic curves of strike configuration of different tail module partition schemes(Ma=0.85, H=12 km)

4 模塊耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)

4.1 模塊耦合優(yōu)化問題

對(duì)于具有偵察和攻擊2種構(gòu)型的多用途無人機(jī)模塊化布局，應(yīng)用于機(jī)翼和尾翼的通用模塊組件在不同構(gòu)型上具有不同的組合連接方式，所處的流場特征具有顯著的差別。為了實(shí)現(xiàn)多用途無人機(jī)綜合氣動(dòng)性能最優(yōu)，需要從布局平面參數(shù)和部件型面外形2個(gè)層面開展模塊耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)，即針對(duì)一組描述布局外形的設(shè)計(jì)參數(shù)，在同時(shí)考慮2種構(gòu)型設(shè)計(jì)約束的前提下，開展兼顧2種構(gòu)型氣動(dòng)特性的參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)。其中布局耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)是在通用模塊外形尺寸約束下開展兼顧2種構(gòu)型的機(jī)翼尾翼平面參數(shù)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)，而部件耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)是針對(duì)含有通用模塊組件的機(jī)翼開展固定平面形狀下的氣動(dòng)外形耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)。

本文采用基于代理模型的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行通用模塊耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)，試驗(yàn)設(shè)計(jì)采用拉丁超立方方法，代理模型采用Kriging模型，借助EI、MSP兩種加點(diǎn)準(zhǔn)則完成優(yōu)化過程中的代理模型更新，采用遺傳算法進(jìn)行設(shè)計(jì)參數(shù)尋優(yōu)。

4.2 布局耦合優(yōu)化

根據(jù)機(jī)翼和尾翼模塊劃分方案確定2種構(gòu)型簡化平面外形對(duì)比如圖13所示，選取偵察構(gòu)型機(jī)翼參考面積為20 m，翼展為20 m，得出14個(gè)描述機(jī)翼和尾翼平面形狀的耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)，參數(shù)物理意義及其取值范圍見表6。

圖13 偵察和攻擊構(gòu)型平面形狀對(duì)比Fig.13 Comparison of plane shape of reconnaissance and strike configurations

表6 布局耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)

布局耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)流程見圖14，首先完成優(yōu)化問題描述，確定設(shè)計(jì)狀態(tài)、設(shè)計(jì)目標(biāo)、設(shè)計(jì)約束、收斂條件等。然后基于布局初始方案完成幾何參數(shù)化建模，確定設(shè)計(jì)變量及其取值范圍。采用拉丁超立方試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法獲得初始樣本點(diǎn)集，并對(duì)該樣本點(diǎn)集所對(duì)應(yīng)的布局外形方案進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，由此構(gòu)建設(shè)計(jì)目標(biāo)、設(shè)計(jì)約束等特征量所對(duì)應(yīng)的代理模型，并以此為基礎(chǔ)，進(jìn)行基于Pareto前沿的參數(shù)尋優(yōu)，最后針對(duì)Pareto前沿解集所對(duì)應(yīng)的布局外形方案進(jìn)行數(shù)值計(jì)算驗(yàn)證。如未達(dá)到收斂條件，通過加點(diǎn)算法更新所構(gòu)建的代理模型，以進(jìn)一步提高Pareto前沿解集附近的代理模型預(yù)測精度，并開展優(yōu)化迭代求解。如達(dá)到收斂條件，結(jié)合Pareto前沿解集和代理模型完成設(shè)計(jì)變量敏感性分析，找出需要進(jìn)一步優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量，在設(shè)計(jì)變量縮減后再完成一輪優(yōu)化設(shè)計(jì)，由此獲得最終的優(yōu)化方案。

圖14 布局耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)流程Fig.14 Module coupling optimization processes in configuration level

多用途無人機(jī)模塊化布局的布局耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)問題可以描述為：通過一組設(shè)計(jì)變量完成偵察構(gòu)型和攻擊構(gòu)型的幾何外形定義，同時(shí)以偵察構(gòu)型和攻擊構(gòu)型氣動(dòng)性能最優(yōu)為目標(biāo)尋找這組設(shè)計(jì)變量的最優(yōu)值。針對(duì)2種構(gòu)型的設(shè)計(jì)狀態(tài)、設(shè)計(jì)目標(biāo)和設(shè)計(jì)約束見表7(表中為升力系數(shù))。設(shè)定的收斂條件為兩輪Pareto前沿解集平均阻力系數(shù)偏差小于0.000 1。

表7 布局耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)問題描述

布局耦合優(yōu)化初始設(shè)計(jì)變量14個(gè)，初始樣本點(diǎn)70個(gè)，通過2輪代理模型更新優(yōu)化收斂。設(shè)計(jì)變量減縮后確定設(shè)計(jì)變量8個(gè)，初始樣本點(diǎn)40個(gè)，通過1輪代理模型更新優(yōu)化收斂。設(shè)計(jì)變量減縮前后優(yōu)化解集對(duì)比見圖15，其中obj1為偵察構(gòu)型定升力下的阻力系數(shù)，obj2為攻擊構(gòu)型定升力下的阻力系數(shù)。設(shè)計(jì)變量減縮前后選定優(yōu)化方案與初始方案平面形狀對(duì)比見圖16。優(yōu)化結(jié)果表明，設(shè)計(jì)變量減縮前的優(yōu)化能夠同時(shí)降低偵察構(gòu)型和攻擊構(gòu)型的阻力，其中攻擊構(gòu)型減阻幅度相對(duì)更大，優(yōu)化得到的Pareto前沿主要對(duì)應(yīng)攻擊構(gòu)型的阻力變化，減阻方向?yàn)樵黾訖C(jī)翼和尾翼的前緣后掠角，減小機(jī)翼展弦比并適當(dāng)增加尾翼面積。而設(shè)計(jì)變量減縮后的優(yōu)化進(jìn)一步降低了偵察構(gòu)型的阻力，減阻方向?yàn)闇p小機(jī)翼外段的前緣后掠角。

圖15 布局耦合優(yōu)化解集Fig.15 Solution set of configuration coupling optimization

圖16 布局耦合優(yōu)化方案對(duì)比Fig.16 Comparison of schemes of configuration coupling optimization

設(shè)計(jì)變量減縮前后優(yōu)化方案與初始方案、參考方案氣動(dòng)特性對(duì)比見表8(表中為阻力系數(shù))。在保證橫航向靜穩(wěn)定性約束的前提下，按照一般經(jīng)驗(yàn)獲得的初始方案與參考方案相比阻力明顯偏大。通過設(shè)計(jì)變量減縮前的優(yōu)化可將模塊化布局的阻力減小到與參考方案相當(dāng)?shù)乃剑ㄟ^設(shè)計(jì)變量減縮后的優(yōu)化可進(jìn)一步減小布局阻力，其中偵察構(gòu)型阻力系數(shù)相比參考方案減小2.3 counts(1 count=0.000 1)，攻擊構(gòu)型阻力系數(shù)相比參考方案減小25.2 counts。優(yōu)化方案橫航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)計(jì)算結(jié)果表明航向靜穩(wěn)定度是布局耦合優(yōu)化的主要約束參數(shù)，保證航向靜穩(wěn)定設(shè)計(jì)會(huì)帶來較大的橫向靜穩(wěn)定余量。

表8 布局耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)比Table 8 Comparison of results of configuration coupling optimization design

4.3 部件耦合優(yōu)化

基于布局耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)所得到的布局平面形狀，利用偵察構(gòu)型機(jī)翼完成機(jī)翼外形參數(shù)化建模，結(jié)合通用模塊組件連接關(guān)系完成攻擊構(gòu)型機(jī)翼外形的自動(dòng)生成。針對(duì)偵察構(gòu)型單側(cè)機(jī)翼設(shè)定5個(gè)控制翼型剖面，2種構(gòu)型機(jī)翼參數(shù)化外形及控制剖面見圖17，其中靠近翼根的4個(gè)翼型剖面同時(shí)影響偵察構(gòu)型和攻擊構(gòu)型機(jī)翼的氣動(dòng)性能，位于翼梢的翼型剖面主要影響偵察構(gòu)型機(jī)翼的氣動(dòng)性能。

控制翼型二維曲線通過基于8階伯恩斯坦多項(xiàng)式的CST(Classic function Shape function Transformation)方法生成，每個(gè)翼型需要18個(gè)設(shè)計(jì)變量進(jìn)行描述，由此確定描述整個(gè)機(jī)翼外形所需的設(shè)計(jì)變量數(shù)為90個(gè)。

圖17 機(jī)翼參數(shù)化外形及控制剖面示意圖Fig.17 Schematic diagram of wing parametric geometry and control sections

部件耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)流程如圖18所示，包括優(yōu)化問題描述、幾何參數(shù)化建模及設(shè)計(jì)變量取值范圍確定、試驗(yàn)設(shè)計(jì)、數(shù)值計(jì)算、代理模型構(gòu)建及更新、基于Pareto前沿的參數(shù)尋優(yōu)、針對(duì)Pareto前沿解集機(jī)翼方案的數(shù)值計(jì)算驗(yàn)證等模塊。如未達(dá)到收斂條件，則通過加點(diǎn)算法更新所構(gòu)建的代理模型，并開展優(yōu)化迭代求解，直至達(dá)到收斂條件或最大迭代次數(shù)。

圖18 部件耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)流程Fig.18 Module coupling optimization design processes in component level

多用途無人機(jī)模塊化布局的部件耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)問題可以描述為：通過一組設(shè)計(jì)變量完成偵察構(gòu)型和攻擊構(gòu)型機(jī)翼的幾何外形定義，同時(shí)以偵察構(gòu)型和攻擊構(gòu)型氣動(dòng)性能最優(yōu)為目標(biāo)尋找這組設(shè)計(jì)變量的最優(yōu)值。針對(duì)2種構(gòu)型所確定的設(shè)計(jì)狀態(tài)、設(shè)計(jì)目標(biāo)和設(shè)計(jì)約束見表9。設(shè)定的收斂條件為2輪迭代所獲得的Pareto前沿解集平均阻力系數(shù)偏差小于0.000 1。

表9 部件耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)問題描述

部件耦合優(yōu)化初始設(shè)計(jì)變量90個(gè)，初始樣本點(diǎn)400個(gè)，通過2輪代理模型更新優(yōu)化收斂，優(yōu)化解集見圖19?；赑areto前沿解集，按照不同構(gòu)型設(shè)計(jì)目標(biāo)權(quán)重選取3種可行方案，3種方案設(shè)計(jì)狀態(tài)阻力系數(shù)對(duì)比見表10，其中偵察構(gòu)型最大減阻量為3.1 counts，攻擊構(gòu)型最大減阻量為2.5 counts，折中方案偵察構(gòu)型減阻量為2 counts，攻擊構(gòu)型減阻量為1.4 counts。

圖19 部件耦合優(yōu)化解集Fig.19 Solution set of component coupling optimization

表10 部件耦合優(yōu)化方案阻力系數(shù)對(duì)比

5 典型方案及其氣動(dòng)特性

5.1 典型方案設(shè)計(jì)

按照多用途無人機(jī)設(shè)計(jì)要求，完成包含偵察和攻擊2種構(gòu)型在內(nèi)的典型模塊化布局方案設(shè)計(jì)，布局主要參數(shù)見表11，布局外形見圖20。相比于參考方案，模塊化布局方案2種構(gòu)型的展弦比均有所減小。

表11 多用途無人機(jī)模塊化布局主要參數(shù)

圖20 多用途無人機(jī)模塊化布局示意圖Fig.20 Schematic diagram of configuration with modular components for multi-mission UAV

模塊化布局方案與參考方案2種構(gòu)型平面形狀對(duì)比見圖21。參考方案偵察構(gòu)型前機(jī)身寬度大而中后機(jī)身寬度小，攻擊構(gòu)型前機(jī)身寬度小而中后機(jī)身寬度大，由此在模塊化布局方案設(shè)計(jì)時(shí)采用了相對(duì)折中的機(jī)身寬度。為了控制模塊化布局方案攻擊構(gòu)型的機(jī)身長度，該方案偵察構(gòu)型機(jī)翼和尾翼布置相對(duì)靠后，使得由縱向靜穩(wěn)定度決定的參考重心位置也相對(duì)靠后。在保證2種方案偵察構(gòu)型展長一致的前提下，受偵察構(gòu)型機(jī)翼翼梢最小弦長、攻擊構(gòu)型機(jī)翼前緣后掠角等參數(shù)限制，通過模塊耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)得到的模塊化布局方案偵察和攻擊構(gòu)型機(jī)翼、尾翼面積尺寸都略大于參考方案。

圖21 模塊化布局方案與參考方案平面形狀對(duì)比Fig.21 Comparison of plane shapes of modular configuration scheme and reference scheme

5.2 氣動(dòng)特性分析

模塊化布局方案與參考方案偵察構(gòu)型在典型飛行狀態(tài)升阻特性及俯仰力矩特性曲線對(duì)比見圖22。模塊化布局方案線性段升力線斜率為0.138 61，參考方案升力線斜率為0.159 16，兼顧攻擊構(gòu)型的內(nèi)翼段通用模塊設(shè)計(jì)帶來的前緣后掠角增加使布局升力線斜率減小13%。對(duì)于外翼段采用平直翼的2種方案，升力系數(shù)曲線偏離線性段迎角均為6°，說明迎角>6°后機(jī)翼翼面出現(xiàn)流動(dòng)分離。與之相對(duì)應(yīng)，參考方案的俯仰力矩系數(shù)曲線在迎角6°出現(xiàn)拐折，由于其重心位于機(jī)翼之后，機(jī)翼產(chǎn)生抬頭力矩，機(jī)翼升力減小使得俯仰力矩系數(shù)曲線向下偏折。模塊化布局方案參考重心與其機(jī)翼焦點(diǎn)位置接近，因此機(jī)翼翼面流動(dòng)分離對(duì)全機(jī)的俯仰力矩曲線影響不大。2種方案極曲線對(duì)比結(jié)果表明，在覆蓋巡航升力的中小升力范圍內(nèi)，模塊化布局具有更小的阻力系數(shù)，當(dāng)升力系數(shù)為0.2時(shí)，阻力系數(shù)差量超過10 counts，當(dāng)升力系數(shù)為0.6時(shí)，阻力系數(shù)差量減小到4 counts。由此可以推知，與常規(guī)布局相比，布局模塊化設(shè)計(jì)不會(huì)明顯增加偵察構(gòu)型的阻力，由通用模塊設(shè)計(jì)導(dǎo)致的巡航效率損失可以在一定程度上通過氣動(dòng)外形優(yōu)化進(jìn)行彌補(bǔ)。

圖22 偵察構(gòu)型氣動(dòng)特性曲線(Ma=0.6，H=15 km)Fig.22 Aerodynamic characteristic curves of reconnaissance configuration(Ma=0.6, H=15 km)

2種方案偵察構(gòu)型在升力系數(shù)為0.6時(shí)的表面壓力分布云圖對(duì)比見圖23(圖中為壓力系數(shù))。采用平直翼的參考方案機(jī)翼表面壓力沿展向分布均勻，等壓線較為平直，機(jī)翼前緣沿翼展方向都有明顯的吸力峰。而模塊化布局方案由于內(nèi)翼段后掠角較大，內(nèi)翼段負(fù)壓強(qiáng)度較小，機(jī)翼前緣吸力峰主要集中在前緣后掠角較小的外翼段，機(jī)翼表面壓力等壓線近似與前緣平行，等壓線在內(nèi)外翼交接區(qū)發(fā)生明顯的拐折。

圖23 偵察構(gòu)型設(shè)計(jì)狀態(tài)表面壓力分布云圖對(duì)比(Ma=0.6，H=15 km，CL=0.6)Fig.23 Comparison of surface pressure contours of reconnaissance configuration at design condition(Ma=0.6, H=15 km, CL=0.6)

2種方案偵察構(gòu)型在較大迎角下的表面壓力分布及表面極限流線對(duì)比見圖24。對(duì)于采用平直翼的參考方案，翼面流動(dòng)分離起始于機(jī)翼后緣，隨著迎角增加流動(dòng)分離區(qū)域迅速向前擴(kuò)展。對(duì)于模塊化布局方案，翼面流動(dòng)分離起始于外翼段后緣，內(nèi)外翼交接區(qū)域后緣較大的分離流動(dòng)限制了分離區(qū)向內(nèi)翼的擴(kuò)展，隨著迎角的進(jìn)一步增加，內(nèi)翼段出現(xiàn)大范圍的流動(dòng)分離，而同樣受制于內(nèi)外翼交接區(qū)域后緣位置的分離流動(dòng)的限制，外翼區(qū)后緣分離流動(dòng)的擴(kuò)展速度相對(duì)較小。2種方案的尾翼翼面在計(jì)算迎角范圍內(nèi)都沒有發(fā)生流動(dòng)分離，由此可知全機(jī)在較大迎角狀態(tài)出現(xiàn)的升力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)曲線拐折主要是由機(jī)翼翼面流動(dòng)分離引起的。

圖24 偵察構(gòu)型設(shè)計(jì)狀態(tài)表面流場對(duì)比(Ma=0.6，H=15 km)Fig.24 Comparison of surface flow fields of reconnaissance configuration at design condition(Ma=0.6, H=15 km)

模塊化布局方案與參考方案攻擊構(gòu)型在典型飛行狀態(tài)升阻特性及俯仰力矩特性曲線對(duì)比見圖25。2種方案升力線斜率相當(dāng)，但在計(jì)算迎角范圍內(nèi)，模塊化布局升力系數(shù)曲線線性程度更好，表明模塊化布局機(jī)翼面積增加抵消了機(jī)翼前緣后掠角增加對(duì)升力的不利影響，且所采用的大后掠角機(jī)翼具有更好的升力特性。由于2種方案的重心均位于機(jī)翼之前，因此隨著迎角增加，翼面分離導(dǎo)致的升力損失使得機(jī)翼焦點(diǎn)前移，俯仰力矩曲線出現(xiàn)非線性上仰，但與參考方案相比，模塊化布局方案俯仰力矩曲線隨著迎角增加的上仰幅度略小。和偵查構(gòu)型相反，對(duì)于攻擊構(gòu)型，模塊化布局方案相比參考方案在包含巡航升力在內(nèi)的較大升力狀態(tài)具有較小的阻力，在升力系數(shù)為0.4時(shí)，阻力系數(shù)差量為26 counts，在升力系數(shù)為0.7時(shí)，阻力系數(shù)差量超過200 counts。由此可以看出，在巡航效率和過載機(jī)動(dòng)方面，模塊化布局方案相比于參考方案具有明顯的優(yōu)勢。

圖25 攻擊構(gòu)型氣動(dòng)特性曲線(Ma=0.85，H=12 km)Fig.25 Aerodynamic characteristic curves of strike configuration(Ma=0.85, H=12 km)

2種方案攻擊構(gòu)型在升力系數(shù)為0.4時(shí)的表面壓力分布云圖對(duì)比見圖26。參考方案機(jī)翼由于前緣后掠角較小，在翼面弦向中段出現(xiàn)明顯的負(fù)壓區(qū)，翼面后段突然的壓力增加表明翼面存在激波。而對(duì)于采用較大前緣后掠角機(jī)翼的模塊化布局方案，盡管翼尖附近出現(xiàn)較大的負(fù)壓區(qū)，但翼面壓力分布連續(xù)變化，等壓線沒有明顯聚集，表明沒有翼面激波產(chǎn)生。2種方案尾翼上翼面均存在激波流動(dòng)，相比于前后緣平行的參考方案尾翼，1/4 弦線后掠角略小的模塊化布局方案尾翼翼面具有更低的壓力以及更為聚集的等壓線，即存在較強(qiáng)的翼面激波。

圖26 攻擊構(gòu)型設(shè)計(jì)狀態(tài)表面壓力分布云圖對(duì)比(Ma=0.85，H=12 km，CL=0.4)Fig.26 Comparison of surface pressure contours of strike configuration at design condition(Ma=0.85, H=12 km, CL=0.4)

2種方案攻擊構(gòu)型在較大迎角時(shí)的表面壓力分布及表面極限流線對(duì)比見圖27。對(duì)于參考方案，機(jī)翼翼面全展向出現(xiàn)大范圍的激波誘導(dǎo)分離流動(dòng)，隨著迎角增加，翼面分離區(qū)域向前向內(nèi)擴(kuò)展，尾翼基本呈附著流動(dòng)。對(duì)于模塊化布局方案，機(jī)翼內(nèi)段和尾翼外段基本呈附著流動(dòng)，機(jī)翼外段和尾翼內(nèi)段翼面出現(xiàn)較大范圍的激波誘導(dǎo)分離流動(dòng)，隨著迎角增加，機(jī)翼翼面激波向內(nèi)向前移動(dòng)，翼面分離區(qū)隨之?dāng)U展，而尾翼翼面激波向外側(cè)擴(kuò)展，但并未明顯前移。由于模塊化布局在迎角為6°時(shí)只在機(jī)翼外段后緣和尾翼內(nèi)段后緣出現(xiàn)流動(dòng)分離，翼面仍存在較大范圍的負(fù)壓區(qū)，因此對(duì)升力影響不大，但翼面分離使得焦點(diǎn)前移，導(dǎo)致俯仰力矩出現(xiàn)一定程度的上仰，與之相對(duì)應(yīng)，隨著迎角的進(jìn)一步增加，翼面激波位置前移使得負(fù)壓區(qū)范圍減小，導(dǎo)致升力增量減小以及焦點(diǎn)的大幅前移。

圖27 攻擊構(gòu)型設(shè)計(jì)狀態(tài)表面流場對(duì)比(Ma=0.85，H=12 km)Fig.27 Comparison of surface flow field of strike configuration at design condition(Ma=0.85, H=12 km)

6 結(jié) 論

1) 結(jié)合偵察及攻擊任務(wù)特點(diǎn)，確定了以中后機(jī)身為共用模塊、以前機(jī)身為專用模塊、以機(jī)翼和尾翼為通用模塊的部件模塊分類方式。

2) 對(duì)于攻擊構(gòu)型前機(jī)身模塊，雷達(dá)罩替換方案的偵察/攻擊構(gòu)型轉(zhuǎn)換最為簡單，但阻力最大，短機(jī)身方案的構(gòu)型轉(zhuǎn)換復(fù)雜，但阻力最小，從氣動(dòng)角度優(yōu)選短機(jī)身方案。

3) 對(duì)于包含通用模塊的機(jī)翼，攻擊構(gòu)型升阻特性是決定機(jī)翼模塊劃分方案的主要因素，通過對(duì)比優(yōu)選出偵察構(gòu)型采用前緣拐折平直翼、攻擊構(gòu)型采用后掠梯形翼的機(jī)翼模塊劃分方案。

4) 對(duì)于包含通用模塊的尾翼，偵察和攻擊構(gòu)型橫航向靜穩(wěn)定性的協(xié)調(diào)性是決定尾翼模塊劃分方案的主要因素，通過對(duì)比優(yōu)選出變外形變傾角的尾翼模塊劃分方案。

5) 針對(duì)包含通用模塊的機(jī)翼和尾翼，從布局耦合優(yōu)化角度建立了考慮設(shè)計(jì)變量減縮的機(jī)翼尾翼平面形狀耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。針對(duì)包含通用模塊的機(jī)翼，從部件耦合優(yōu)化角度建立了機(jī)翼外形耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。

6) 相比于參考方案，通過模塊耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)獲得的模塊化布局重心靠后、機(jī)翼尾翼面積略大，偵察構(gòu)型在中小升力范圍內(nèi)氣動(dòng)效率較高，攻擊構(gòu)型在中大升力范圍內(nèi)氣動(dòng)效率較高。